[go: up one dir, main page]

EP2339120B1 - Étage redresseur de turbomachine et compresseur associé - Google Patents

Étage redresseur de turbomachine et compresseur associé Download PDF

Info

Publication number
EP2339120B1
EP2339120B1 EP09015844.5A EP09015844A EP2339120B1 EP 2339120 B1 EP2339120 B1 EP 2339120B1 EP 09015844 A EP09015844 A EP 09015844A EP 2339120 B1 EP2339120 B1 EP 2339120B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
platform
vanes
structural
blade
ferrule support
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
EP09015844.5A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP2339120A1 (fr
Inventor
Xavier Wery
Alain Derclaye
Enrique Penalver Castro
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aero Boosters SA
Original Assignee
Techspace Aero SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Techspace Aero SA filed Critical Techspace Aero SA
Priority to EP09015844.5A priority Critical patent/EP2339120B1/fr
Priority to CA2725238A priority patent/CA2725238C/fr
Priority to US12/968,818 priority patent/US8708649B2/en
Publication of EP2339120A1 publication Critical patent/EP2339120A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP2339120B1 publication Critical patent/EP2339120B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/60—Mounting; Assembling; Disassembling
    • F04D29/64—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
    • F04D29/644—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the field of turbomachines. It relates more particularly to a rectifier architecture in an axial turbomachine compressor.
  • Axial compressors are well known per se and are used inter alia in turbomachines.
  • These low or high pressure compressors comprise several stages of rotating blades which are separated by rectifier stages which are intended to reposition the velocity vector of the fluid leaving the preceding stage before sending it to the next stage.
  • rectifier stages consist essentially of fixed vanes, also called stator vanes, connecting an outer ferrule to an inner ferrule, both concentric and delimiting the air flow zone or aerodynamic vein.
  • the set of outer shells form the casing.
  • the rectifier can be composed of an assembly of several stages threaded floor by floor or can be composed of a monobloc assembly directly integrating several stages possibly via a technology of half-shells.
  • the rectifiers are made of metallic material (TA6V, steel or aluminum) and the blades in the rectifier are essentially of ⁇ material and unique profile on the same floor.
  • the outer shell provides the essential mechanical functions.
  • the inner ferrules are themselves relatively flexible, thus ensuring no structural function and providing little stiffness to the system.
  • the blades are reported on the outer ferrules by various assembly technologies (welding, riveting, bolting) and are attached to the inner ferrules by a flexible seal (commonly silicone type).
  • the document EP 2 075 413 A1 has a rectifier stage comprising a plurality of stiffeners distributed between the stator vanes. These stiffeners each provide a mechanical connection between the outer shell and the inner ferrules thus limiting the displacements of the latter.
  • stiffeners having a profile very different from that of the aerodynamic blades causes aerodynamic disturbances which must be compensated for by the use of blades with variable incidence and / or variable profile between them.
  • a turbomachine comprising a radial compressor and a radial diffuser where the air from the diffuser is decelerated in an axial stator disposed in front of the combustion chamber.
  • the latter is divided into groups of blades each of which consists of a series of guide vanes relatively small and by a relatively large director blade.
  • the small guide vanes are shaped exclusively according to the fluid mechanics while the large main vane is hollow, has a longer rope and an absolute thickness of the profile greater than that of the smaller blades.
  • turbomachine structural casing comprising a central hub, at least one intermediate ferrule and an outer ring, the intermediate ferrule and the central hub being connected by a series of arms.
  • the latter comprises at least one main arm supporting most of the mechanical forces and at least one secondary arm of mass less than the main arm and designed to withstand relatively less effort.
  • Document is also known US 4,785,625 , a power unit mounted to the structure of an aircraft via an assembly comprising a set of support arms which connect the central generator, the fan and the structure of the aircraft.
  • this assembly some support arms have a longer rope and a greater thickness than the others in order to take up a higher load.
  • the present invention aims to provide a solution that makes it possible to overcome the disadvantages of the state of the art.
  • the present invention aims more particularly to provide a stiffened rectifier architecture without introducing significant aerodynamic disturbances within the rectifier.
  • the present invention also aims to provide a rectifier using composite materials having an overall stiffness equivalent to a 100% metallic configuration.
  • Another object of the present invention is to manufacture low mass and low cost bladed rectifiers for any compressor constituted by a stator type assembly proposed in conjunction with a rotor of the type consisting of bladed discs, drum or others.
  • the present invention also aims to provide a modular rectifier architecture optimizing the required mechanical strength, stiffness, cost and repairability.
  • the present invention relates to a turbomachine rectifier stage comprising a plurality of fixed vanes connecting an inner ferrule support to an outer ferrule support, said inner ferrule support and said outer ferrule support delimiting an aerodynamic vein, the plurality of fixed vanes consisting of so-called structural vanes framing so-called non-structural or aerodynamic vanes so as to form caissons, said structural vanes being rigidly attached to the inner ferrule support by means of fixing elements in order to impart increased rigidity to the vanes; caissons.
  • the present invention also relates to a turbomachine compressor comprising a plurality of rectifying stages as described above.
  • the compressor comprises a half shell housing incorporating several rectifier stages.
  • the figure 1 represents on the left a schematic view of the classical construction of a rectifier according to the state of the art and the distribution of the resulting effort and to the right represents a schematic view of the architecture in the form of boxes according to the invention and the distribution of the resulting effort.
  • the figure 2 represents a three-dimensional view of the crankcase half-shell used in the rectifier architecture according to the invention.
  • the figure 3 represents two three-dimensional views of the structural blade used in the rectifier architecture according to the invention.
  • the figure 4 represents a three-dimensional view of the non-structural or aero dawn used in the rectifier architecture according to the invention.
  • the figure 5 represents a three-dimensional view of the outer shell support (in half-shell) and a platform of the outer shell support according to the invention.
  • the figure 6 represents a three-dimensional view of the inner ferrule support (in half-shell) and a platform of the inner ferrule support according to the invention.
  • the figure 7 represents an exploded view of the assembly of a structural blade and a non-structural blade to the platform of the inner ferrule support and the platform of the outer ferrule support according to the invention.
  • the figure 8 represents a partial three-dimensional view of the rectifier architecture according to the invention.
  • the figure 9 represents a partial and exploded three-dimensional view of the rectifier according to the invention.
  • the present invention relates to a new compressor rectifier architecture.
  • a conventional construction 1, as mentioned above and schematically illustrated to the left of the figure 1 , the structural function is provided by the single outer shell 3 and the stator vanes 8 are made of the same material and have the same profile. As a result, all the forces are distributed over the outer shell 3 ( figure 1 left, lower part).
  • the architecture according to the present invention 2 consists in combining blades of different rigidity within a rectifier stage.
  • the stage comprises, on the one hand, so-called structural vanes 5 which impart rigidity to the system and non-structural vanes 6 of mainly aerodynamic function.
  • the structural vanes 5 flanking the non-structural vanes 6 delimit caissons 7.
  • the structural vanes are rigidly assembled to the inner ferrules, thereby providing them with an increased mechanical function, thus increasing the stiffness of the system.
  • the forces are distributed on the outer shell 3 and on the inner shell 4 ( figure 1 on the right, lower part).
  • the half shell of casing 3 is presented to the figure 2 . It has orifices for fixing the outer ferrule support (for the sake of simplicity, only a rectifier stage is shown). It further comprises holes on the flanges for assembling the half-shells together to form the housing. We will speak, later, indifferently half-shell housing or crankcase.
  • the structural dawn 5 is represented at figure 3 . It comprises a platform head 9 and foot 10 blade (that is to say, an I architecture) to be rigidly attached on the one hand to the outer ferrule support 14 and the housing 3 and secondly to the inner ferrule support 19 ( figure 8 ).
  • the platforms of the structural blade comprises orifices, two in number, for example, to integrate fasteners providing a rigid but removable attachment. These fasteners can be lockbolt type as illustrated below, type bolted or riveted type.
  • the platforms at the top of the blade 9 are arranged inside the casing 3 in order to avoid large openings in the structural casing to maximize its mechanical strength ( figures 8 and 9 ).
  • the orifices of the fastening systems have the smallest diameter and the smallest possible number.
  • the platforms of the structural blade respectively allow the assembly of the different constituent parts of the support of the outer shell and the support of the inner shell.
  • the structural blades provide most of the stiffness of the boxes, they are made of a more rigid material than the non-structural blades and possibly they are of different profiles, especially thicker.
  • the outer ferrule support 14, shown in FIG. figure 5 has platforms 15 arranged side by side.
  • Each platform of the outer ferrule support 15 has openings 16, for example four in number, intended to receive the bulb 13 of the airfoils 6 as shown in FIG. figure 7 .
  • the openings are intended to receive the platform of the aero dawn (not shown). It further comprises orifices for the passage of fasteners.
  • the outer shell support platform 15 has a zone of reduced thickness 23 at its ends. This zone forms, after assembly of the outer shell support platforms, a housing for the blade head platform of the structural blade 9 as shown in FIG. figure 8 .
  • the reduction in thickness is substantially equal to the thickness of the platform at the top of the blade of the structural blade so that the platforms of the outer ferrule support and the platforms of the structural blades form a continuous surface without asperity on the side of the aerodynamic vein.
  • the platform 15 of the outer shell support is fixed to the casing 3 by means of mechanical fasteners such as for example lockbolts 17 and the outer shell support platforms 15 are interconnected at the platform at the head of the blade of the structural blade 9 by a fixing means (for example also of type lockbolt 17).
  • the mechanical fastening means are inserted in metal bushings 18 visible to the figure 7 in order not to damage the platform during the assembly tensioning of the fastening means.
  • the inner ferrule support 19 presented to the figure 6 has platforms 20 arranged side by side.
  • the inner ferrule support platform 20 has openings 21 to allow the assembly of the foot 11 of the aero vane ( figures 7 , 8 and 9 ).
  • the aero vanes 6 are assembled by inserting beforehand a pre-molded elastomer seal 22 at the level of the foot. This elastomer seal provides the functions of filling the clearance between the root of the blade and the platform aperture of the blade inner support and also contributes to the damping of the vibrations of the aerodynamic blade. Nevertheless, other fastening systems may be envisaged such as overmolding of silicone or other materials (eg thermoplastics), welding, etc.
  • the inner ferrule support platform 20 further has holes for the passage of fasteners.
  • the inner ferrule support platform 20 has a zone of reduced thickness at its ends 23 to form, after side-by-side assembly of the inner ferrule support platforms, a housing for the platform. at the bottom of the blade of the structural blade 10 as shown in FIG. figure 9 .
  • the platform at the bottom of the blade 10 is disposed outside the aerodynamic vein.
  • the inner ferrule support platforms 20 are interconnected at the level of the platforms at the blade root of the structural vanes 10 by a mechanical fastening means such as, for example, lockbolts 17 with metal bushings (not shown in FIG. figure 7 ). Alternatively, a dovetail assembly can be inserted.
  • Fixing the structural blade to the inner ferrule support makes it possible on the one hand to stiffen the entire box and, on the other hand, prevents any risk of detachment of the inner ring support platform by loss of adhesion with the aero blades. It will be noted as before that the inner ferrule platforms disposed at the ends of the support 24 are also cut in 2 for similar reasons.
  • the set of aero blades delimited at each end by a structural blade forms the box according to the invention.
  • This rectifier architecture in the form of boxes increases the rigidity of the system compared to a conventional architecture according to the state of the art and consequently allows the realization of rectifier mainly composite material.
  • the casing is thus preferably made of composite material and is advantageously obtained by the RTM (Resin Transfer Molding) method.
  • the housing can also be designed on the basis of other processes (RFI for Resin Film Infusion, prepeg in autoclave, thermoforming thermoplastics) or be made of metallic material.
  • Non-structural blades or aero are less mechanically stressed by the recovery of stiffness & efforts passing through the structural blades and can, therefore, be made of a less rigid material than the structural blades. They are preferably made of composite material with optimized manufacturing to reduce costs. As mentioned above, the aero blades have an architecture with a foot located in alignment with the plane of the blade. The most planar geometry possible of the aero dawn favors the manufacture of this dawn by a composite process such as the injection molding or compression or preforming of long fibers.
  • the outer and possibly inner shell support platforms are preferably made of composite material and made by injection or compression of long fibers with thermoplastic resin, or by thermoforming / compression molding of preforms with thermoplastic resin. The advantage of the thermoplastic is to allow the use of welding process (friction, induction, overmolding, etc.) between thermoplastic components.
  • module assembly allows on the one hand a choice of materials and processes adapted to each function of the parts constituting the assembly and, on the other hand, a simplification of the inspection of the parts and the method of assembly.
  • This choice of material adapted to each function makes it possible to manufacture rectifiers with more or less noble materials according to the parts and allows, consequently, a reduction of cost compared to a monobloc architecture where all the parts by definition are constituted of a same material.
  • the rectifier housings made according to the invention will gain in mass and cost compared to the titanium housing of the use of composite that achieves identical performance with higher specific properties and a manufacturing cost measured through the best optimization of the amount of material used.
  • metal housings are made from large forgings, heavy and expensive requiring significant removal of material by machining.
  • the manufacturing cost is also measured with respect to a composite stator entirely thermosetting matrix by the use of non-structural vanes made economically, for example, injected thermoplastic.
  • This architecture makes it possible to combine blades of different rigidity but with the objective of maintaining an overall stiffness equivalent to a 100% metallic configuration (made of welded titanium). This makes it possible to optimize the aerodynamic functions more freely on a majority of aero blades by releasing a certain number of limitations due to the mechanical strength requirements.
  • This architecture allows a simplified repair and economic blades, a simple replacement is much easier than in the current architectures most common (welded titanium assembly).
  • crankcase stresses are limited during a loss of fan blade (FBO) because the non-structural vanes transmit much less force from the rotor to the stator during this event.
  • FBO loss of fan blade
  • Vibrations at the aero blades are also reduced thanks to the elastomeric seals.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

    Objet de l'invention
  • La présente invention concerne le domaine des turbomachines. Elle se rapporte plus particulièrement à une architecture de redresseur dans un compresseur axial de turbomachine.
    • Etat de la technique
  • Les compresseurs axiaux sont bien connus en soi et sont utilisés entre autres dans les turbomachines.
  • Ces compresseurs basse ou haute pression comportent plusieurs étages d'aubes tournantes qui sont séparés par des étages redresseurs qui ont pour but de repositionner le vecteur vitesse du fluide sortant de l'étage précédent avant de l'envoyer vers l'étage suivant.
  • Ces étages redresseurs sont constitués essentiellement d'aubes fixes, encore appelées aubes statoriques, reliant une virole extérieure à une virole intérieure, toutes deux concentriques et délimitant la zone d'écoulement d'air ou veine aérodynamique. L'ensemble des viroles extérieures forme le carter. Le redresseur peut être composé d'un assemblage de plusieurs étages enfilés étage par étage ou peut être composé d'un ensemble monobloc intégrant directement plusieurs étages éventuellement via une technologie de demi-coquilles.
  • Selon l'état de la technique, les redresseurs sont en matériau métallique (TA6V, acier ou aluminium) et les aubes au sein du redresseur sont essentiellement de ▪matière et de profil unique sur un même étage. La virole extérieure assure l'essentiel des fonctions mécaniques. Les viroles intérieures sont quant à elles relativement souples, n'assurant en conséquence pas de fonction structurale et n'apportant que peu de raideur au système. Les aubes sont rapportées sur les viroles extérieures par diverses technologies d'assemblage (soudure, rivetage, boulonnage) et sont attachées aux viroles intérieures par un joint souple (communément de type silicone).
  • En vue de rigidifier le stator, le document EP 2 075 413 A1 présente un étage de redresseur comportant une pluralité de raidisseurs répartis entre les aubes statoriques. Ces raidisseurs assurent chacun une liaison mécanique entre la virole extérieure et les viroles intérieures en limitant ainsi les déplacements de ces dernières. La présence de raidisseurs ayant un profil très différent de celui des aubes aérodynamiques entraîne des perturbations aérodynamiques qui doivent être compensées par l'utilisation d'aubes à incidence variable et/ou à profil variable entre elles.
  • On connaît également du document EP 0 761 931 A1 un agencement de turbomachine comprenant un carter extérieur, un carter intérieur et un carter intermédiaire disposé entre les carters intérieur et extérieur. Dans cet agencement, des aubes structurales reliant les différents carters alternent avec des aubes aérodynamiques.
  • On connaît ausdi du document GB 2 004 329 A une turbomachine comprenant un compresseur radial et un diffuseur radial où l'air issu du diffuseur est décéléré dans un stator axial disposé devant la chambre de combustion. Ce dernier est divisé en groupes d'aubages dont chacun est constitué par une série d'aubages directeurs relativement petits et par un aubage directeur relativement grand. Les petits aubages directeurs sont conformés exclusivement en fonction de la mécanique des fluides tandis que le grand aubage directeur est creux, a une corde plus longue et une épaisseur absolue du profil plus grande que celle des plus petits aubages.
  • On connaît aussi du document EP 0 942 150 A2 un ensemble d'aubes de stator pour une turbomachine comprenant des aubes statoriques arrangées en groupes entre des paires adjacentes de bras de support.
  • Du document EP 1 770 246 A2 , on connaît un carter structural de turbomachine comprenant un moyeu central, au moins une virole intermédiaire et un anneau externe, la virole intermédiaire et le moyeu central étant reliés par une série de bras. Cette dernière comprend au moins un bras principal supportant l'essentiel des efforts mécaniques et au moins un bras secondaire de masse inférieure au bras principal et destiné à supporter relativement moins d'efforts.
  • On connaît également du document US 4,785,625 , un groupe moteur monté à la structure d'un avion via un assemblage comprenant un ensemble de bras de support qui connectent le générateur central, la soufflante et la structure de l'avion. Dans cet assemblage, certains bras de supports ont une corde plus longue et une épaisseur plus importantes que les autres afin de reprendre une charge supérieure.
    • Buts de l'invention
  • La présente invention vise à fournir une solution qui permette de s'affranchir des inconvénients de l'état de la technique.
  • La présente invention vise plus particulièrement à fournir une architecture de redresseur rigidifiée sans introduire de perturbations aérodynamiques significatives au sein du redresseur.
  • La présente invention a aussi pour but de fournir un redresseur utilisant des matériaux composites ayant une raideur d'ensemble équivalente à une configuration 100% métallique.
  • La présente invention a aussi pour objectif de fabriquer des redresseurs aubagés à faible masse et faible coût pour tout compresseur constitué d'un assemblage de type stator proposé conjointement avec un rotor de type soit disques aubagés monobloc, soit tambour ou autres.
  • La présente invention a également pour objectif de fournir une architecture de redresseur modulaire optimisant les requis de tenue mécanique, de raideur, de coût et de réparabilité.
    • Principaux éléments caractéristiques de l'invention
  • La présente invention se rapporte à un étage redresseur de turbomachine comportant une pluralité d'aubes fixes reliant un support de virole intérieure à un support de virole extérieure, ledit support de virole intérieure et ledit support de virole extérieure délimitant une veine aérodynamique, la pluralité d'aubes fixes se composant d'aubes dites structurales encadrant des aubes dites non structurales ou aéro de manière à former des caissons, lesdites aubes structurales étant rigidement attachées au support de virole intérieure au moyen d'éléments de fixation afin de conférer une rigidité accrue aux caissons.
  • Selon l'invention, le support de virole intérieure et le support de virole extérieure comportent respectivement une pluralité de plateformes assemblées côte à côte. De plus, selon des modes particuliers de l'invention, l'étage redresseur comporte au moins une ou une combinaison appropriée des caractéristiques suivantes:
    • chaque aube structurale comporte une plateforme en tête de pale et une plateforme en pied de pale, lesdites plateformes comportant des orifices pour le passage d'éléments de fixation et assurant une fixation rigide, une fois assemblées aux supports respectifs de virole intérieure et extérieure;
    • chaque aube aéro comporte un pied situé dans l'alignement du plan de la pale et un bulbe ou une plateforme, situé en tête de pale, ladite plateforme étant normale au plan de la pale;
    • chaque plateforme du support de virole extérieure comporte une zone d'épaisseur réduite à chacune de ses extrémités, ladite zone formant avec la zone de la plateforme disposée côte à côte un logement pour la plateforme en tête de pale de l'aube structurale, ledit logement étant de dimensions sensiblement égales aux dimensions de la plateforme en tête de pale d'une aube structurale et étant disposé dans la veine aérodynamique;
    • chaque plateforme du support de virole intérieure comporte une zone d'épaisseur réduite à chacune de ses extrémités, ladite zone formant avec la zone de la plateforme disposée côte à côte un logement pour la plateforme en pied de pale de l'aube structurale, ledit logement étant de dimensions sensiblement égales aux dimensions de la plateforme en pied de pale d'une aube structurale et étant disposé à l'extérieur de la veine aérodynamique;
    • chaque plateforme du support de virole extérieure comporte des ajours destinés à recevoir le bulbe ou la plateforme des aubes aéro et des orifices pour le passage d'éléments de fixation;
    • les plateformes du support de virole extérieure sont fixées à un carter comportant des orifices pour le passage d'éléments de fixation, et en ce que les plateformes en tête de pale des aubes structurales sont fixées conjointement aux plateformes du support de virole extérieure et au carter;
    • chaque plateforme du support de virole intérieure comporte des ajours destinés à recevoir le pied de l'aube aéro ainsi que des orifices destinés à recevoir les éléments de fixation assurant l'assemblage des plateformes en pied d'aubes structurales avec les plateformes du support de virole intérieure;
    • les éléments de fixation sont disposés dans des buselures métalliques au niveau desdits orifices;
    • un joint élastomère comble le jeu entre le pied de l'aube aéro et l'ajour;
    • les éléments de fixation comportent des lockbolts;
    • le bulbe comporte deux faces d'appui inclinées et destinées à être placées en interface avec la plateforme du support de virole extérieure ainsi qu'une troisième face d'appui perpendiculaire au plan de pale destinée à être placée en interface avec le carter;
    • le carter est réalisé en matériau composite ou métallique;
    • les aubes structurales sont réalisées dans un matériau plus rigide que les aubes aéro;
    • les aubes structurales et les aubes aéro sont réalisées respectivement en matériau métallique et composite;
    • le support de virole intérieure et le support de virole extérieure sont réalisés en matériau composite;
    • les aubes structurales ont un profil plus épais que les aubes aéro.
  • La présente invention se rapporte également à un compresseur de turbomachine comprenant une pluralité d'étages redresseurs tels que décrits ci-dessus. Selon un mode particulier de l'invention, le compresseur comprend un carter en demi-coquilles intégrant plusieurs étages redresseurs.
    • Brève description des figures
  • La figure 1 représente à gauche une vue schématique de la construction classique d'un redresseur selon l'état de l'art et de la répartition des efforts qui en découle et représente à droite une vue schématique de l'architecture sous forme de caissons selon l'invention et de la répartition des efforts qui en découle.
  • La figure 2 représente une vue tridimensionnelle de la demi-coquille de carter utilisée dans l'architecture de redresseur selon l'invention.
  • La figure 3 représente deux vues tridimensionnelles de l'aube structurale utilisée dans l'architecture de redresseur selon l'invention.
  • La figure 4 représente une vue tridimensionnelle de l'aube non structurale ou aéro utilisée dans l'architecture de redresseur selon l'invention.
  • La figure 5 représente une vue tridimensionnelle du support de virole extérieure (en demi-coquille) et d'une plateforme du support de virole extérieure selon l'invention.
  • La figure 6 représente une vue tridimensionnelle du support de virole intérieure (en demi-coquille) et d'une plateforme du support de virole intérieure selon l'invention.
  • La figure 7 représente une vue éclatée de l'assemblage d'une aube structurale et d'une aube non structurale à la plateforme du support de virole intérieure et la plateforme du support de virole extérieure selon l'invention.
  • La figure 8 représente une vue tridimensionnelle partielle de l'architecture de redresseur selon l'invention.
  • La figure 9 représente une vue tridimensionnelle partielle et éclatée du redresseur selon l'invention.
    • Légende
    1. 1. Architecture schématique classique d'un redresseur
    2. 2. Architecture schématique d'un redresseur selon l'invention
    3. 3. Virole extérieure ou carter ou demi-coquille de carter
    4. 4. Virole intérieure
    5. 5. Aube dite structurale
    6. 6. Aube dite non structurale ou aéro
    7. 7. Caisson
    8. 8. Aube statorique
    9. 9. Plateforme de l'aube structurale en tête de pale
    10. 10.Plateforme de l'aube structurale en pied de pale
    11. 11.Pied de l'aube aéro
    12. 12.Pale de l'aube aéro
    13. 13. Bulbe de l'aube aéro
    14. 14. Support de virole extérieure
    15. 15. Plateforme du support de virole extérieure
    16. 16. Ajour dans la plateforme du support de virole extérieure
    17. 17. Eléments de fixation, par ex. lockbolt
    18. 18. Buselure métallique
    19. 19. Support de virole intérieure
    20. 20. Plateforme du support de virole intérieure
    21. 21. Ajour dans la plateforme du support de virole intérieure
    22. 22. Joint pré-moulé
    23. 23. Zone d'épaisseur réduite sur la plateforme du support de virole extérieure et sur la plateforme du support de virole intérieure
    24. 24. Plateforme située aux extrémités des supports de virole extérieure et intérieure dans une architecture en demi-coquilles.
    Description détaillée de l'invention
  • La présente invention se rapporte à une nouvelle architecture de redresseur de compresseur. Dans une construction classique 1, comme susmentionné et illustré schématiquement à gauche de la figure 1, la fonction structurale est assurée par la seule virole extérieure 3 et les aubes statoriques 8 sont réalisées dans un même matériau et ont un même profil. Il en résulte que tous les efforts sont répartis sur la virole extérieure 3 (figure 1 à gauche, partie inférieure). L'architecture selon la présente invention 2 consiste à combiner des aubes de rigidité différente au sein d'un étage de redresseur. L'étage comporte d'une part des aubes dites structurales 5 qui confèrent la rigidité au système et des aubes non structurales 6 de fonction principalement aérodynamique. Les aubes structurales 5 encadrant les aubes non structurales 6 délimitent des caissons 7. Selon l'invention et comme cela sera détaillé ci-dessous, les aubes structurales sont assemblées de manière rigide aux viroles intérieures, procurant ainsi à ces dernières une fonction mécanique accrue, augmentant de ce fait la raideur du système. Il en résulte que les efforts sont répartis sur la virole extérieure 3 et sur la virole intérieure 4 (figure 1 à droite, partie inférieure).
  • L'architecture de redresseur selon l'invention et telle que représentée aux figures 8 et 9 résulte de l'assemblage de cinq éléments principaux qui seront décrits ci-dessous :
    • une virole extérieure ou carter 3,
    • un support de virole extérieure 14 comportant un ensemble de plateformes 15 et destiné à être fixé au carter 3,
    • un support de virole intérieure 19 comportant un ensemble de plateformes 20 et formant la virole intérieure après assemblage,
    • un ensemble d'aubes statoriques comportant des aubes structurales 5 et des aubes aéro 6 destinées à relier le support de virole extérieure 14 au support de virole intérieure 19.
  • L'agencement de ces différents éléments sera plus clair à la lumière des explications ci-dessous. A titre illustratif, l'assemblage des aubes structurales et aéro à la virole intérieure et à la virole extérieure sera présenté pour une architecture de redresseur multi-étage en demi-coquille mais le redresseur constitué de caissons selon l'invention peut également être construit sur base d'une architecture annulaire mono-étage.
  • La demi-coquille de carter 3 est présentée à la figure 2. Elle comporte des orifices pour la fixation du support de virole extérieure (par souci de simplification, seul un étage de redresseur y est présenté). Elle comporte en outre des orifices sur les brides permettant l'assemblage des demi-coquilles entre elles pour former le carter. On parlera, par la suite, indifféremment de demi-coquille de carter ou de carter.
  • L'aube structurale 5 est représentée à la figure 3. Elle comporte une plateforme en tête 9 et pied 10 de pale (c'est-à-dire une architecture en I) afin d'être rigidement attachée d'une part au support de virole extérieure 14 et au carter 3 et d'autre part au support de virole intérieure 19 (figure 8). Les plateformes de l'aube structurale comporte des orifices, au nombre de deux par exemple, permettant d'intégrer des éléments de fixation assurant une fixation rigide mais démontable. Ces éléments de fixation peuvent être de type lockbolt comme illustré ci-dessous, de type boulonné ou de type riveté. Les plateformes en tête de pale 9 sont disposées à l'intérieur du carter 3 afin d'éviter de grands ajours dans le carter structurel pour maximiser sa résistance mécanique (figures 8 et 9). Pour une raison similaire, les orifices des systèmes de fixation sont de diamètre le plus faible et en nombre le plus restreint possible. Comme cela sera décrit plus loin, les plateformes de l'aube structurale permettent respectivement l'assemblage des différentes parties constitutives du support de la virole extérieure et du support de la virole intérieure. Les aubes structurales fournissent l'essentiel de la raideur des caissons, elles sont fabriquées dans un matériau plus rigide que les aubes non structurales et éventuellement elles sont de profils différents, notamment plus épais.
  • L'aube non structurale 6, illustrée à la figure 4, présente une architecture avec un pied 11 situé dans l'alignement du plan de la pale 12 et destiné à être fixé au support de virole intérieure. Le système d'attache de l'aube au support de virole extérieure peut quant à lui être constitué d'un bulbe 13 qui permet de positionner l'orientation de l'aube et d'assurer un assemblage serrant. De plus, le bulbe permet par sa contre-dépouille d'éviter à l'aube de se désolidariser de son support par glissement. Ce bulbe présente deux faces d'appui inclinées et destinées à être placées en interface avec une plateforme du support de la virole extérieure pour positionner axialement et angulairement le profil aéro de l'aube ainsi qu'une troisième face d'appui perpendiculaire au plan de la pale destinée à être placées en interface avec le carter pour fixer radialement l'aube dans le redresseur. Le système d'attache de l'aube aéro peut aussi être d'autres types:
    • toujours avec un bulbe mais par soudage/collage au support de virole extérieure;
    • avec, à la place du bulbe, une plateforme plane normale au plan de l'aube, dit aussi aube en T, la plateforme comportant également des faces d'appui destinées à être placées en interface avec une plateforme du support de la virole extérieure et une face d'appui destinée à être placée en interface avec le carter;
    • par surmoulage du matériau du support de virole extérieure autour du prolongement du profil de la pale, l'aube aéro comportant ou ne comportant pas de bulbe.
  • Le support de virole extérieure 14, illustré à la figure 5, comporte des plateformes 15 disposées côte à côte. Chaque plateforme du support de virole extérieure 15 comporte des ajours 16, par exemple au nombre de quatre, destinés à recevoir le bulbe 13 des aubes aéro 6 comme montré à la figure 7. En variante, les ajours sont destinés à recevoir la plateforme de l'aube aéro (non représenté). Elle comporte en outre des orifices pour le passage des éléments de fixation. La plateforme du support de virole extérieure 15 comporte une zone d'épaisseur réduite 23 à ses extrémités. Cette zone forme après assemblage des plateformes de support de virole extérieure un logement pour la plateforme en tête de pale de l'aube structurale 9 comme représenté à la figure 8. La réduction d'épaisseur est sensiblement égale à l'épaisseur de la plateforme en tête de pale de l'aube structurale de manière à ce que les plateformes du support de virole extérieure et les plateformes des aubes structurales forment une surface continue sans aspérité du côté de la veine aérodynamique. La plateforme 15 du support de virole extérieure est fixée au carter 3 au moyen de fixations mécaniques tels que par exemple des lockbolts 17 et les plateformes de support de virole extérieure 15 sont reliées entre elles au niveau de la plateforme en tête de pale de l'aube structurale 9 par un moyen de fixation (par exemple également de type lockbolt 17). Les moyens de fixations mécaniques sont insérés dans des buselures métalliques 18 visibles à la figure 7 afin de ne pas endommager la plateforme lors de la mise sous tension d'assemblage du moyen de fixation. Ces fixations démontables permettent une réparation par remplacement du caisson aisée en maintenance.
  • On remarquera à la figure 5, que pour les assemblages en demi-coquille tel qu'illustré à titre d'exemple ici, les plateformes disposées aux extrémités du support de virole extérieure 24 sont scindées en deux afin de conserver un même pas (dans ce cas de figure : 4 aubes aéro pour 1 aube structurale) lorsque les deux demi-coquilles sont assemblées pour former un anneau.
  • Le support de virole intérieure 19 présenté à la figure 6 comporte des plateformes 20 disposées côte à côte. La plateforme de support de virole intérieure 20 comporte des ajours 21 pour permettre l'assemblage du pied 11 de l'aube aéro (figures 7, 8 et 9). Les aubes aéro 6 sont assemblées en insérant au préalable un joint élastomère pré-moulé 22 au niveau du pied. Ce joint élastomère assure les fonctions de remplissage du jeu entre le pied de l'aube et l'ajour de plateforme du support intérieur d'aubes et également, contribue à l'amortissement des vibrations de l'aube aéro. Néanmoins, d'autres systèmes de fixation peuvent être envisagés comme le surmoulage de silicone ou autres matériaux (par exemple Thermoplastiques), le soudage, etc. La plateforme de support de virole intérieure 20 présente en outre des orifices pour le passage d'éléments de fixation. De manière similaire aux plateformes du support de virole extérieure, la plateforme du support de virole intérieure 20 comporte une zone d'épaisseur réduite à ses extrémités 23 pour former après assemblage côte à côte des plateformes de support de virole intérieure un logement pour la plateforme en pied de pale de l'aube structurale 10 comme illustré à la figure 9. Selon l'invention, la plateforme en pied de l'aube 10 est disposée à l'extérieur de la veine aérodynamique. Les plateformes de support de virole intérieure 20 sont reliées entre elles au niveau des plateformes en pied de pale des aubes structurales 10 par un moyen de fixation mécanique tel que par exemple des lockbolts 17 avec buselures métalliques (non représenté à la figure 7). En variante, on peut insérer un assemblage par queue d'aronde. La fixation de l'aube structurale au support de virole intérieure permet d'une part de rigidifier l'ensemble du caisson et, d'autre part, empêche tout risque de détachement de la plateforme de support de virole intérieure par perte d'adhésion avec les aubes aéro. On remarquera comme précédemment que les plateformes de virole intérieure disposées aux extrémités du support 24 sont également coupées en 2 pour des raisons similaires.
  • L'ensemble des aubes aéro délimité à chaque extrémité par une aube structurale forme le caisson selon l'invention. Cette architecture du redresseur sous forme de caissons augmente la rigidité du système par rapport à une architecture classique selon l'état de la technique et permet en conséquence la réalisation de redresseur majoritairement en matériau composite. Le carter est ainsi préférentiellement en matériau composite et est obtenu avantageusement par le procédé RTM (Resin Transfer Moulding). En variante, le carter peut aussi être conçu sur base d'autres procédés (RFI pour Resin Film Infusion, prepeg en autoclave, thermoformage de thermoplastiques) ou être réalisé en matériau métallique. Les aubes structurales sont préférentiellement métalliques et, plus particulièrement, en acier (E = 220 GPa) ou en titane (E = 110 GPa). Les aubes non structurales ou aéro sont moins sollicitées mécaniquement de par la reprise de raideur & efforts transitant par les aubes structurales et peuvent, en conséquence, être réalisées dans un matériau moins rigide que les aubes structurales. Elles sont préférentiellement réalisées en matériau composite avec une fabrication optimisée pour réduire les coûts. Comme mentionné précédemment, les aubes aéro présentent une architecture avec un pied situé dans l'alignement du plan de la pale. La géométrie la plus plane possible de l'aube aéro favorise la fabrication de cette aube par un procédé composite comme le moulage par injection ou compression ou préformage de fibres longues. Les plateformes de support de viroles extérieure et éventuellement intérieure sont préférentiellement en matériau composite et réalisées par injection ou compression de fibres longues avec résine thermoplastique, ou par thermoformage/moulage par compression de préformes avec résine thermoplastique. L'avantage du thermoplastique est de permettre l'utilisation de procédé de soudage (friction, induction, surmoulage, etc.) entre composants thermoplastiques.
    • Avantages de l'architecture de redresseur selon l'invention
  • Le concept d'assemblage «modulaire» c'est-à-dire à partir d'éléments approvisionnés séparément permet d'une part un choix de matériaux et de procédés adapté à chaque fonction des pièces constituant l'ensemble et d'autre part, une simplification de l'inspection des pièces et de la méthode d'assemblage. Ce choix de matériau adapté à chaque fonction permet de fabriquer des redresseurs avec des matériaux plus ou moins nobles selon les pièces et permet, en conséquence, une réduction de coût par rapport à une architecture monobloc où toutes les pièces par définition sont constituées d'un même matériau. Ainsi, les carters de redresseurs réalisés selon l'invention gagneront en masse et en coût par rapport au carter en titane de par l'utilisation de composite qui permet d'atteindre des performances identiques avec des propriétés spécifiques supérieures et un coût de fabrication mesuré grâce à la meilleure optimisation de la quantité de matière mise en oeuvre. En effet, les carters métalliques sont fabriqués à partir de pièces forgées de grande taille, lourdes et onéreuses nécessitant un enlèvement de matière important par usinage. Le coût de fabrication est également mesuré par rapport à un stator composite entièrement à matrice thermodurcissable de par l'utilisation d'aubes non structurales réalisées de façon économique, par exemple, en thermoplastique injecté.
  • Cette architecture permet de combiner des aubes de rigidité différente mais avec l'objectif de conserver une raideur d'ensemble équivalente à une configuration 100% métallique (en titane soudé). Cela permet d'optimiser plus librement les fonctions aérodynamiques sur une majorité des aubes aéro en se libérant d'un certain nombre de limitations dues aux exigences de tenue mécanique.
  • Cette architecture permet une réparabilité simplifiée et économique des aubes, un simple remplacement étant beaucoup plus aisé que dans les architectures actuelles les plus courantes (assemblage titane soudé).
  • Les sollicitations sur le carter sont limitées lors d'une perte d'aube fan (FBO) car les aubes non structurales transmettent nettement moins d'efforts du rotor vers le stator lors de cet événement. Une réduction de masse supplémentaire du carter stator peut ainsi être atteinte.
  • Les vibrations au niveau des aubes aéro sont également réduites grâce aux joints élastomères.

Claims (19)

  1. Etage redresseur de turbomachine comportant une pluralité d'aubes fixes reliant un support de virole intérieure (19) à un support de virole extérieure (14), ledit support de virole intérieure et ledit support de virole extérieure délimitant une veine aérodynamique, la pluralité d'aubes fixes se composant d'aubes dites structurales (5) encadrant des aubes dites non structurales ou aéro (6) de manière à former des caissons (7), lesdites aubes structurales (5) étant rigidement attachées au support de virole intérieure (19) au moyen d'éléments de fixation (17) afin de conférer une rigidité accrue aux caissons (7), ledit étage redresseur étant caractérisé en ce que le support de virole intérieure (19) et le support de virole extérieure (14) comportent respectivement une pluralité de plateformes (20,15) assemblées côte à côte.
  2. Etage redresseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque aube structurale (5) comporte une plateforme en tête de pale (9) et une plateforme en pied de pale (10), lesdites plateformes (9,10) comportant des orifices pour le passage d'éléments de fixation (17) et assurant une fixation rigide, une fois assemblées aux supports respectifs de virole intérieure et extérieure (19,14).
  3. Etage redresseur selon la revendication 2, caractérisé en ce que chaque aube aéro (6) comporte un pied (11) situé dans l'alignement du plan de la pale (12) et un bulbe (13) ou une plateforme, situé en tête de pale, ladite plateforme étant plane et normale au plan de la pale.
  4. Etage redresseur selon la revendication 2, caractérisé en ce que chaque plateforme du support de virole extérieure (15) comporte une zone d'épaisseur réduite (23) à chacune de ses extrémités, ladite zone formant avec la zone (23) de la plateforme disposée côte à côte un logement pour la plateforme en tête de pale de l'aube structurale (9), ledit logement étant de dimensions sensiblement égales aux dimensions de la plateforme en tête de pale d'une aube structurale (9) et étant disposé dans la veine aérodynamique.
  5. Etage redresseur selon la revendication 2, caractérisé en ce que chaque plateforme du support de virole intérieure (20) comporte une zone d'épaisseur réduite (23) à chacune de ses extrémités, ladite zone formant avec la zone (23) de la plateforme disposée côte à côte un logement pour la plateforme en pied de pale de l'aube structurale (10), ledit logement étant de dimensions sensiblement égales aux dimensions de la plateforme en pied de pale d'une aube structurale (10) et étant disposé à l'extérieur de la veine aérodynamique.
  6. Etage redresseur selon la revendication 3, caractérisé en ce que chaque plateforme du support de virole extérieure (15) comporte des ajours (16) destinés à recevoir le bulbe (13) ou la plateforme des aubes aéro et des orifices pour le passage d'éléments de fixation (17).
  7. Etage redresseur selon la revendication 6, caractérisé en ce que les plateformes du support de virole extérieure (15) sont fixées à un carter (3) comportant des orifices pour le passage d'éléments de fixation (17), et en ce que les plateformes en tête de pale des aubes structurales (9) sont fixées conjointement aux plateformes du support de virole extérieure (15) et au carter (3).
  8. Etage redresseur selon la revendication 3, caractérisé en ce que chaque plateforme du support de virole intérieure (20) comporte des ajours (21) destinés à recevoir le pied de l'aube aéro (11) ainsi que des orifices destinés à recevoir les éléments de fixation (17) assurant l'assemblage des plateformes en pied d'aubes structurales (10) avec les plateformes du support de virole intérieure (20).
  9. Etage redresseur selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisé en ce que les éléments de fixation (17) sont disposés dans des buselures métalliques (18) au niveau desdits orifices.
  10. Etage redresseur selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'un joint élastomère (22) comble le jeu entre le pied de l'aube aéro (11) et l'ajour (21).
  11. Etage redresseur selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisé en ce que les éléments de fixation (17) comportent des lockbolts.
  12. Etage redresseur selon la revendication 7, caractérisé en ce que le bulbe (13) comporte deux faces d'appui inclinées et destinées à être placées en interface avec la plateforme du support de virole extérieure (15) ainsi qu'une troisième face d'appui perpendiculaire au plan de pale (12) destinée à être placée en interface avec le carter (3).
  13. Etage redresseur selon la revendication 7, caractérisé en ce que le carter (3) est réalisé en matériau composite ou métallique.
  14. Etage redresseur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les aubes structurales (5) sont réalisées dans un matériau plus rigide que les aubes aéro (6).
  15. Etage redresseur selon la revendication 14, caractérisé en ce que les aubes structurales (5) et les aubes aéro (6) sont réalisées respectivement en matériau métallique et composite.
  16. Etage redresseur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le support de virole intérieure (19) et le support de virole extérieure (14) sont réalisés en matériau composite.
  17. Etage redresseur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les aubes structurales (5) ont un profil plus épais que les aubes aéro (6).
  18. Compresseur de turbomachine comprenant une pluralité d'étages redresseurs selon l'une quelconque des revendications précédentes.
  19. Compresseur selon la revendication 18, caractérisé en ce que ledit compresseur comprend un carter (3) en demi-coquilles intégrant plusieurs étages redresseurs.
EP09015844.5A 2009-12-22 2009-12-22 Étage redresseur de turbomachine et compresseur associé Active EP2339120B1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09015844.5A EP2339120B1 (fr) 2009-12-22 2009-12-22 Étage redresseur de turbomachine et compresseur associé
CA2725238A CA2725238C (fr) 2009-12-22 2010-12-13 Architecture d'un redresseur de compresseur
US12/968,818 US8708649B2 (en) 2009-12-22 2010-12-15 Architecture of a compressor rectifier

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09015844.5A EP2339120B1 (fr) 2009-12-22 2009-12-22 Étage redresseur de turbomachine et compresseur associé

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP2339120A1 EP2339120A1 (fr) 2011-06-29
EP2339120B1 true EP2339120B1 (fr) 2015-07-08

Family

ID=41651425

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP09015844.5A Active EP2339120B1 (fr) 2009-12-22 2009-12-22 Étage redresseur de turbomachine et compresseur associé

Country Status (3)

Country Link
US (1) US8708649B2 (fr)
EP (1) EP2339120B1 (fr)
CA (1) CA2725238C (fr)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2199544B1 (fr) * 2008-12-22 2016-03-30 Techspace Aero S.A. Architecture de redresseur
US20130052004A1 (en) † 2011-08-25 2013-02-28 Nicholas D. Stilin Structural composite fan exit guide vane for a turbomachine
FR2980249B1 (fr) * 2011-09-20 2016-02-05 Snecma Carter intermediaire structural pour une turbomachine
EP2642079A1 (fr) * 2012-03-21 2013-09-25 Alstom Technology Ltd Structure de diaphragme de turbine
JP6012222B2 (ja) * 2012-03-30 2016-10-25 三菱重工業株式会社 静翼セグメント、これを備える軸流流体機械及びその静翼連結方法
US9334751B2 (en) * 2012-04-03 2016-05-10 United Technologies Corporation Variable vane inner platform damping
US20140093355A1 (en) * 2012-09-28 2014-04-03 United Technologies Corporation Extended indentation for a fastener within an air flow
US9534498B2 (en) * 2012-12-14 2017-01-03 United Technologies Corporation Overmolded vane platform
US20140212284A1 (en) * 2012-12-21 2014-07-31 General Electric Company Hybrid turbine nozzle
EP2821595A1 (fr) 2013-07-03 2015-01-07 Techspace Aero S.A. Secteur d'aubes statorique à fixation mixte pour turbomachine axiale
DE102014203605A1 (de) 2014-02-27 2015-08-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufelreihengruppe
EP2966264B1 (fr) 2014-07-07 2021-09-22 Safran Aero Boosters SA Caisson à aubes de redresseur de compresseur de turbomachine axiale
EP2979808B1 (fr) * 2014-07-31 2019-08-28 Safran Aero Boosters SA Procédé de réalisation d'un stator de compresseur de turbomachine axiale
BE1022361B1 (fr) * 2014-11-06 2016-03-17 Techspace Aero Sa Stator mixte de compresseur de turbomachine axiale.
FR3084106B1 (fr) * 2018-07-23 2022-06-24 Safran Aircraft Engines Distributeur basse pression avec pales coulissantes
FR3109795B1 (fr) * 2020-04-29 2022-03-25 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
DE102020215576A1 (de) * 2020-12-09 2022-06-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsleitvorrichtung und ein Gasturbinentriebwerk
DE102021214605A1 (de) * 2021-12-17 2023-06-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bauteil eines Gasturbinentriebwerks und Verfahren zur Herstellung des Bauteils

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080279679A1 (en) * 2007-05-09 2008-11-13 Siemens Power Generation, Inc. Multivane segment mounting arrangement for a gas turbine

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US924546A (en) * 1902-02-24 1909-06-08 Gen Electric Turbine.
US2857093A (en) * 1954-12-02 1958-10-21 Cincinnati Testing & Res Lab Stator casing and blade assembly
DE2741063C2 (de) * 1977-09-13 1986-02-20 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Gasturbinentriebwerk
US4180371A (en) * 1978-03-22 1979-12-25 Avco Corporation Composite metal-ceramic turbine nozzle
US4832568A (en) * 1982-02-26 1989-05-23 General Electric Company Turbomachine airfoil mounting assembly
US4655682A (en) * 1985-09-30 1987-04-07 United Technologies Corporation Compressor stator assembly having a composite inner diameter shroud
US4785625A (en) * 1987-04-03 1988-11-22 United Technologies Corporation Ducted fan gas turbine power plant mounting
FR2654463A1 (fr) * 1989-11-15 1991-05-17 Snecma Element de stator de turbomachine.
FR2738283B1 (fr) 1995-08-30 1997-09-26 Snecma Agencement de turbomachine comprenant une grille d'aubes et un carter intermediaire
GB9805030D0 (en) * 1998-03-11 1998-05-06 Rolls Royce Plc A stator vane assembly for a turbomachine
US6343912B1 (en) * 1999-12-07 2002-02-05 General Electric Company Gas turbine or jet engine stator vane frame
US6425738B1 (en) * 2000-05-11 2002-07-30 General Electric Company Accordion nozzle
FR2831615B1 (fr) * 2001-10-31 2004-01-02 Snecma Moteurs Redresseur fixe sectorise pour compresseur d'une turbomachine
FR2891301B1 (fr) 2005-09-29 2007-11-02 Snecma Sa Carter structural de turbomoteur
EP2075413B1 (fr) 2007-12-26 2011-10-26 Techspace Aero Dispositif de rigidification du stator d'une turbomachine et application aux moteurs d'aeronef

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080279679A1 (en) * 2007-05-09 2008-11-13 Siemens Power Generation, Inc. Multivane segment mounting arrangement for a gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
US8708649B2 (en) 2014-04-29
CA2725238C (fr) 2018-01-09
EP2339120A1 (fr) 2011-06-29
CA2725238A1 (fr) 2011-06-22
US20110150643A1 (en) 2011-06-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2339120B1 (fr) Étage redresseur de turbomachine et compresseur associé
EP4185518B1 (fr) Turbomachine d'aéronef comportant des aubes d'hélice a calage variable
EP2075413B1 (fr) Dispositif de rigidification du stator d'une turbomachine et application aux moteurs d'aeronef
EP3354859B1 (fr) Système de controle actif de jeu radial de turbomachine et turbomachine associée
EP3064708B1 (fr) Aube composite de compresseur de turbomachine axiale avec une feuille de renfort et turbomachine comprenant une telle aube
BE1023290B1 (fr) Aube composite de compresseur de turbomachine axiale
FR3112819A1 (fr) Turbomachine d’aeronef comportant des aubes d’helice a calage variable
EP2199544B1 (fr) Architecture de redresseur
EP2821595A1 (fr) Secteur d'aubes statorique à fixation mixte pour turbomachine axiale
EP2400160B1 (fr) Rotor allégé de compresseur axial
EP2402615B1 (fr) Architecture de redresseur de compresseur
EP3690192A1 (fr) Rotor hybride à tambour segmenté
FR2950116A1 (fr) Redresseur de compresseur pour turbomachine, comprenant des tetes d'aubes montees a l'aide d'un materiau amortisseur de vibrations sur la virole exterieure
EP4143421A1 (fr) Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
FR3109796A1 (fr) Carter intermediaire de redressement avec bras structural rapporte
FR2606071A1 (fr) Etage de stator et compresseur de turbomachine le comportant
FR3100834A1 (fr) Virole annulaire acoustique de turbomachine et procede de fabrication associe
FR3112820A1 (fr) Turbomachine d’aeronef comportant des aubes d’helice a calage variable
BE1029166B1 (fr) Carter pour compresseur de turbomachine
WO2025027257A1 (fr) Aubage fixe de turbomachine comprenant des aubes à calage variable
FR3138904A1 (fr) Aubage fixe de turbomachine comprenant des aubes à calage variable
BE1026460B1 (fr) Carter structural pour turbomachine axiale
FR3138905A1 (fr) Aubage fixe de turbomachine comprenant des aubes à calage variable
FR3095678A1 (fr) Moteur à turbine à gaz avec un carter de noyau à double paroi
FR3134598A1 (fr) Aube fixe en matériaux composites fixée radialement sur une structure fixe d’une turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA RS

17P Request for examination filed

Effective date: 20111124

17Q First examination report despatched

Effective date: 20111219

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20150204

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO SE SI SK SM TR

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 735586

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20150715

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: FRENCH

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602009032040

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R082

Ref document number: 602009032040

Country of ref document: DE

Representative=s name: PRONOVEM-OFFICE VAN MALDEREN S.A, BE

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MK05

Ref document number: 735586

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20150708

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 7

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20150708

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG4D

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20151009

Ref country code: LT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: NO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20151008

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20151109

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20151108

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602009032040

Country of ref document: DE

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: DK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

26N No opposition filed

Effective date: 20160411

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20151222

Ref country code: MC

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: MM4A

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20151231

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20151231

Ref country code: IE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20151222

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 8

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: HU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT; INVALID AB INITIO

Effective date: 20091222

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: SM

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CY

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

Ref country code: TR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 9

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20150708

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20241121

Year of fee payment: 16

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: BE

Payment date: 20241121

Year of fee payment: 16

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20241122

Year of fee payment: 16

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20241121

Year of fee payment: 16